KR102183880B1 - Engine protecting tool for aircraft - Google Patents

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KR102183880B1
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백윤기
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백윤기
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Abstract

According to the present invention, an apparatus for protecting an engine of an aircraft includes: a protective net attached to an inlet arranged on a front surface of the engine of the aircraft; and a hanger fixing the protective net along a surface of a side portion of the engine. The apparatus for protecting an engine of an aircraft implements flight in a state of fastening the protective net made of a high elasticity and high strength material to a front portion of the engine of the aircraft, thereby minimizing impact applied to the engine to protect the engine.

Description

항공기 엔진 보호 기구{Engine protecting tool for aircraft}Engine protecting tool for aircraft}

본 발명은 항공기 엔진 보호 기구에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 항공기의 엔진이 손상되는 것을 방지하기 위한 항공기 엔진 보호 기구에 관한 것이다.The present invention relates to an aircraft engine protection mechanism, and more particularly, to an aircraft engine protection mechanism for preventing damage to the engine of the aircraft.

관광 산업이 발전함에 따라 전세계의 항공편이 기하급수적으로 늘어나고, 항공기를 이용하는 이용객의 수가 계속적으로 증가하는 추세에 있다. 그러나, 항공기의 비행시 바람이 불어오는 방향에 배치되는 엔진의 흡입구 쪽으로 조류가 충돌하게 되면 조류의 잔해가 내부로 흡수되어 엔진의 기능에 이상을 초래할 수 있다. With the development of the tourism industry, the number of flights around the world is increasing exponentially, and the number of passengers using aircraft continues to increase. However, when the tide collides toward the intake of the engine disposed in the direction in which the wind blows during the flight of the aircraft, the debris of the tide may be absorbed into the inside and cause abnormalities in the function of the engine.

조류는 떼를 지어 비행하는 경항이 있기 때문에, 한마리가 아니라 여러마리가 충돌하게 되는 경우에 비행기의 엔진에 많은 손상이 발생할 수 있으며 이러한 충격이 누적되면 자칫 엔진의 고장으로 대형사고로 이어질 수 있다. 실제, 허드슨 강의 기적이라 불리는 항공 사고는 비행기의 엔진 부분에 새떼가 충돌하여 엔진 2개의 추진력을 상실하여 발생한 것으로 알려져 있다. Since birds fly in groups, a lot of damage may occur to the engine of an airplane if several birds collide rather than one, and if such an impact accumulates, it may lead to a major accident due to engine failure. In fact, it is known that an aviation accident, called the miracle of the Hudson River, was caused by a flock of birds colliding with the engine part of an airplane and losing the thrust of two engines.

따라서, 항공기의 비행시 추진력을 발생시키는 엔진 내부로 이물질이 들어가지 않도록 보호하기 위한 수단이 필요하며, 국내특허 출원번호 제10-2000-0007418호에서는 비행기의 엔진 앞에 선풍기 커버와 같은 보호 덮개를 끼우는 방법을 제안한 바가 있다. 그러나, 상술한 바와 같은 보호 덮개를 엔진의 앞부분에 부착하면, 엔진의 출력이 심하게 감소되는 문제가 발생하고 경제성이 떨어져 생산 비용이 증가하며, 엔진의 전체적인 무게가 증가하게 된다. Therefore, a means to protect the inside of the engine that generates propulsive force during flight of an aircraft is required. In Korean Patent Application No. 10-2000-0007418, a protective cover such as an electric fan cover is inserted in front of the engine of an airplane. I have suggested a method. However, when the above-described protective cover is attached to the front part of the engine, the problem of severely reducing the engine output occurs, the cost of production is lowered, and the overall weight of the engine increases.

또한, 엔진의 앞부분을 커버하기 위해 구비되는 장치가 파손되어 그 장치가 엔진에 유입되면 엔진에 더 큰 문제가 발생하여 사고로 이어질 가능성이 증가하게 된다. 따라서, 조류의 충돌로 인한 충격에 파손되지 않도록 견고하면서도 설치가 용이한 항공기 엔진 보호 기구가 필요하다.In addition, if the device provided to cover the front part of the engine is damaged and the device flows into the engine, a bigger problem occurs in the engine, increasing the likelihood of leading to an accident. Therefore, there is a need for an aircraft engine protection mechanism that is robust and easy to install so as not to be damaged by an impact caused by a collision of birds.

본 발명은 비행중인 항공기의 엔진 앞부분에 조류가 충돌하는 것을 방지하는 보호망과 이를 고정하는 수단을 구비하여 엔진의 내부에 가해지는 충격을 최소화 할 수 있는 항공기 엔진 보호 기구를 제공하는데 그 목적이 있다.An object of the present invention is to provide an aircraft engine protection mechanism capable of minimizing the impact applied to the inside of the engine by providing a protection net for preventing birds from colliding with the front part of an engine of an aircraft in flight and a means for fixing the same.

본 발명의 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구는, 항공기의 엔진 전면에 배치된 흡입구에 부착되는 보호망과 상기 보호망을 상기 엔진의 측부 표면을 따라 고정시키는 행거를 포함하며, 상기 보호망은, 원형을 이루면서 동심원의 형태로 배치되는 복수개의 원형실과, 상기 원형실의 중심을 지나도록 내부면에 결속되면서 상기 원형실의 외주면을 상기 엔진의 외표면에 고정시키는 고정실을 포함하고, 상기 원형실과 고정실은 아라미드(Aramid) 섬유로 형성되고, 상기 고정실은 상기 아라미드 섬유를 소정의 굵기로 제조하여 한가닥으로 제조한 후 반으로 접어 두가닥으로 만든 후에 일측을 꼬아서 형성되며, 상기 고정실의 양단은 상기 엔진의 측부 표면을 따라 일정거리만큼 이격되어 배치되는 행거에 각각 체결되는 것을 특징으로 한다. An aircraft engine protection mechanism according to an embodiment of the present invention includes a protection net attached to an inlet disposed in front of the engine of the aircraft and a hanger for fixing the protection net along the side surface of the engine, and the protection net is in a circular shape. A plurality of circular chambers arranged in the form of a concentric circle, and a fixed chamber that is bound to an inner surface so as to pass through the center of the circular chamber to fix the outer circumferential surface of the circular chamber to the outer surface of the engine, and the circular chamber and the fixed chamber are aramid (Aramid) is formed of fibers, and the fixing chamber is formed by twisting one side after making the aramid fiber into a single strand by manufacturing the aramid fiber in a predetermined thickness, folding it in half, and twisting one side of the engine. Characterized in that they are respectively fastened to hangers that are spaced apart by a certain distance along the side surface.

이 때, 상기 보호망의 내부에서 가장 안쪽에 배치되는 원형실은 7cm의 직경을 이루도록 형성되며, 서로 이웃하는 원형실 간의 간격은 바깥 방향으로 갈수록 0.2mm만큼 순차적으로 작아지도록 형성될 수 있다. In this case, the circular chambers disposed at the innermost side of the protection net are formed to have a diameter of 7 cm, and the spacing between the circular chambers adjacent to each other may be formed to decrease sequentially by 0.2 mm toward the outside.

그리고, 상기 행거는 상기 엔진 측부 표면에 대해 수직한 방향으로 돌출되는 몸체와 상기 엔진 측부에 결합되면서 상기 몸체를 고정시키는 결합판으로 이루어지고, 상기 몸체는 상기 엔진의 후방으로 갈수록 점차 돌출되는 유선형 곡선을 가지며 최고점에서는 다시 전방으로 일정부분 파여지도록 형성되고, 상기 몸체의 기설정된 높이에는 상기 고정실이 결속되기 위해 일정부분 파여진 체결부가 형성될 수 있다. In addition, the hanger is composed of a body protruding in a direction perpendicular to the engine side surface and a coupling plate that is coupled to the engine side and fixes the body, and the body is a streamlined curve that gradually protrudes toward the rear of the engine. And a predetermined portion of the body is formed to be dug forward at the highest point, and a predetermined portion of the fixing chamber may be formed at a predetermined height of the body.

여기서, 상기 고정실의 일측은 고리형태로 형성되어 상기 행거의 체결부에 걸린 상태로 고정되며, 상기 고정실의 타측은 2가닥의 실이 끊어진 상태로 형성되어 상기 행거의 체결부에 묶인 상태로 고정될 수 있다. Here, one side of the fixing chamber is formed in a ring shape and is fixed to the fastening portion of the hanger, and the other side of the fixing chamber is formed in a state where the two-stranded threads are disconnected and bound to the fastening portion of the hanger. Can be fixed.

본 발명의 다른 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구는, 항공기의 엔진 전면에 배치된 흡입구에 부착되는 보호망과 상기 보호망을 상기 엔진의 측부 표면을 따라 고정시키는 행거를 포함하며, 상기 보호망은, 원형을 이루면서 상기 흡입구의 직경에 대응되도록 형성된 원형실과, 상기 원형실의 내부에서 수평하게 배열되어 고정되는 수평 고정실과, 상기 원형실의 내부에서 수직하게 배열되어 고정되는 수직 고정실을 포함하고, 상기 원형실과 고정실은 아라미드(Aramid) 섬유로 형성되고, 상기 고정실은 상기 아라미드 섬유를 소정의 굵기로 제조하여 한가닥으로 제조한 후 반으로 접어 두가닥으로 만든 후에 일측을 꼬아서 형성되며, 상기 고정실의 양단은 상기 엔진의 측부 표면을 따라 일정거리만큼 이격되어 배치되는 행거에 각각 체결되는 것을 특징으로 한다.An aircraft engine protection mechanism according to another embodiment of the present invention includes a protection net attached to an inlet disposed in front of an engine of an aircraft and a hanger for fixing the protection net along a side surface of the engine, wherein the protection net has a circular shape. A circular chamber formed so as to correspond to the diameter of the suction port, a horizontal fixing chamber horizontally arranged and fixed in the circular chamber, and a vertical fixing chamber vertically arranged and fixed in the circular chamber, and the circular chamber and The fixing thread is formed of aramid fibers, and the fixing thread is formed by twisting one side after making the aramid fiber into a single strand by manufacturing the aramid fiber in a predetermined thickness, folding it in half to make two strands, and both ends of the fixing thread It is characterized in that they are respectively fastened to hangers that are spaced apart by a predetermined distance along the side surface of the engine.

본 발명의 실시예에 따르면, 항공기의 엔진 앞부분에 고탄성력과 고강도 재질로 이루어진 보호망을 체결한 상태에서 비행이 이루어질 수 있기 때문에 조류와 같은 외부 개체가 엔진 내부로 진입하기 전에 소정의 크기로 분쇄되거나 팅기도록 하여 엔진 내부의 부속품을 보호할 수 있는 효과가 있다.According to an embodiment of the present invention, since flight can be performed while a protection net made of high elasticity and high strength material is fastened to the front of the engine of an aircraft, an external entity such as a bird is crushed to a predetermined size before entering the engine. It has the effect of protecting the components inside the engine by making it tingly.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구의 정면도
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구가 엔진에 장착된 모습을 옆에서 바라본 측면도
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구에서 고정실을 나타낸 도면
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구에서 도 2의 A 부분을 측면에서 바라본 단면도와 위에서 바라본 평면도
도 5는 본 발명의 다른 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구의 정면도1 is a front view of an aircraft engine protection mechanism according to an embodiment of the present invention
2 is a side view of an aircraft engine protection mechanism according to an embodiment of the present invention mounted on the engine as viewed from the side
3 is a view showing a fixed room in the aircraft engine protection mechanism according to an embodiment of the present invention
4 is a cross-sectional view as viewed from the side and a plan view as viewed from above in the aircraft engine protection mechanism according to an embodiment of the present invention
5 is a front view of an aircraft engine protection mechanism according to another embodiment of the present invention

이하 첨부된 도면들을 참조하여 본 실시예에 대하여 상세하게 설명하지만, 본 실시예에 의해 제한되거나 한정되는 것은 아니다. 본 발명을 설명함에 있어서, 공지된 기능 혹은 구성에 의해 구체적인 설명은 본 발명의 요지를 명료하게 하기 위해 생략될 수 있다. Hereinafter, the present embodiment will be described in detail with reference to the accompanying drawings, but it is not limited or limited by the present embodiment. In describing the present invention, detailed descriptions by known functions or configurations may be omitted to clarify the subject matter of the present invention.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구의 정면도이며, 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구가 엔진에 장착된 모습을 옆에서 바라본 측면도이다. 1 is a front view of an aircraft engine protection mechanism according to an exemplary embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a side view of an aircraft engine protection mechanism according to an exemplary embodiment of the present invention mounted on the engine.

도 1과 도 2를 참조하면, 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구는 엔진(40)의 전면에 형성되는 흡입구에 부착되는 보호망(100)과 상기 보호망(100)을 상기 엔진(40)의 측부 표면을 따라 고정시키는 행거(30)를 포함하며, 상기 보호망(100)은, 원형을 이루면서 동심원의 형태로 배치되는 복수개의 원형실(10)과, 상기 원형실(10)의 중심을 지나도록 내부면에 결속되면서 상기 원형실910)의 외주면을 상기 엔진(40)의 외표면에 고정시키는 고정실을 포함할 수 있다. 1 and 2, the aircraft engine protection mechanism according to the embodiment includes a protection net 100 attached to an inlet formed in the front of the engine 40 and the protection net 100 on the side surface of the engine 40. It includes a hanger 30 to be fixed along the line, and the protection net 100 has a plurality of circular chambers 10 arranged in a concentric circle while forming a circle, and an inner surface passing through the center of the circular chamber 10 While being bound to the circular chamber 910 may include a fixed chamber fixing the outer peripheral surface of the engine 40 to the outer surface.

상기 보호망(100)의 전체적인 형상은 엔진(40)의 흡입구의 형상에 대응되도록 바람직하게 원형으로 이루어질 수 있으며, 내부는 원형을 이루도록 형성된 복수개의 원형실(10)이 동심원을 이루면서 순차적으로 배열되어 거미줄과 같은 형태를 이루도록 형성될 수 있다. The overall shape of the protection net 100 may be preferably made in a circular shape so as to correspond to the shape of the inlet of the engine 40, and a plurality of circular chambers 10 formed to form a circular shape are sequentially arranged in a concentric circle to form a spider web. It can be formed to achieve the same shape.

상기 원형실(10)은 가장 내측에 위치한 제1 원형실(10a), 상기 1 원형실(10a)보다 더 큰 직경을 가지도록 형성된 제2 원형실(10b), 상기 2 원형실(10b)보다 더 큰 직경을 가지도록 형성된 제3 원형실(10c), 상기 3 원형실(10c)보다 더 큰 직경을 가지도록 형성된 제4 원형실(10d), 상기 4 원형실(10d)보다 더 큰 직경을 가지도록 형성된 제5 원형실(10e), 상기 5 원형실(10e)보다 더 큰 직경을 가지도록 형성된 제6 원형실(10f), 상기 6 원형실(10f)보다 더 큰 직경을 가지도록 형성된 제7 원형실(10g)을 포함할 수 있다. 실시예에서는 설명의 편의를 위해 원형실의 개수를 상기와 같이 7개로 구성하였으나, 원형실의 개수는 엔진의 크기에 따라 적절하게 가변될 수 있다. The circular chamber 10 is a first circular chamber 10a located at the innermost side, a second circular chamber 10b formed to have a larger diameter than the first circular chamber 10a, and the second circular chamber 10b. A third circular chamber (10c) formed to have a larger diameter, a fourth circular chamber (10d) formed to have a larger diameter than the third circular chamber (10c), and a larger diameter than the fourth circular chamber (10d). The fifth circular chamber (10e) formed to have a larger diameter than the fifth circular chamber (10e), the sixth circular chamber (10f) formed to have a larger diameter than the sixth circular chamber (10f). It may contain 7 circular threads (10g) In the embodiment, for convenience of explanation, the number of circular chambers is configured as seven as described above, but the number of circular chambers may be appropriately changed according to the size of the engine.

상기와 같이 제1 원형실(10a) 내지 제7 원형실(10g)이 각각 소정의 거리만큼 이격되어 배치되면, 각각의 원형실 간의 위치를 고정하기 위해 고정실(20)이 배치될 수 있다. 상기 고정실(20)은 바람직하게 상기 원형실(10)의 중심을 지나면서 서로 소정의 각도를 이루도록 복수개가 형성될 수 있다. As described above, when the first circular chambers 10a to 7th circular chambers 10g are spaced apart from each other by a predetermined distance, the fixed chambers 20 may be disposed to fix positions between the circular chambers. Preferably, a plurality of fixed chambers 20 may be formed to form a predetermined angle while passing through the center of the circular chamber 10.

상기 고정실(20)은 상기 원형실(10)의 중심을 가로지르는 제1 고정실(20a), 상기 원형실(10)의 중심으로 상기 제1 고정실(20a)과 30도만큼 이격되는 제2 고정실(20b), 상기 원형실(10)의 중심으로 상기 제2 고정실(20b)과 30도만큼 이격되는 제3 고정실(20c), 상기 원형실(10)의 중심으로 상기 제3 고정실(20c)과 30도만큼 이격되는 제4 고정실(20d), 상기 원형실(10)의 중심으로 상기 제4 고정실(20d)과 30도만큼 이격되는 제5 고정실(20e), 상기 원형실(10)의 중심으로 상기 제5 고정실(20d)과 30도만큼 이격되는 제6 고정실(20f)로 이루어질 수 있다. The fixed chamber 20 is a first fixed chamber 20a crossing the center of the circular chamber 10, and a first fixed chamber 20a separated by 30 degrees from the center of the circular chamber 10. 2 Fixed chamber (20b), a third fixed chamber (20c) spaced apart from the second fixed chamber (20b) by 30 degrees from the center of the circular chamber (10), the third fixed chamber (20c), the center of the circular chamber (10) A fourth fixed chamber 20d spaced apart from the fixed chamber 20c by 30 degrees, a fifth fixed chamber 20e spaced apart by 30 degrees from the fourth fixed chamber 20d at the center of the circular chamber 10, The circular chamber 10 may be formed of a sixth fixed chamber 20f spaced apart from the fifth fixed chamber 20d by 30 degrees from the center of the circular chamber 10.

실시예는 원형실(10)과 마찬가지로, 설명의 편의를 위해 고정실들이 서로 30도의 각도를 이루며 6개가 형성되도록 구성하였으나, 고정실의 개수는 엔진의 크기에 따라 적절하게 가변될 수 있다. 다만, 고정실이 이루는 각도는 모두 동일하게 설정되는 것이 바람직하다. 예를 들어, 고정실이 5개로 형성되는 경우에는 각각의 고정실이 서로 36도의 각도를 이루도록 배치될 수 있다. In the embodiment, similar to the circular chamber 10, for convenience of explanation, six fixed chambers are formed at an angle of 30 degrees to each other, but the number of fixed chambers may be appropriately changed according to the size of the engine. However, it is preferable that all angles formed by the fixed chamber are set the same. For example, when five fixed rooms are formed, each of the fixed rooms may be arranged to form an angle of 36 degrees to each other.

본 발명의 목적은 비행을 실시중인 항공기에서 엔진의 흡입구로 조류가 빨려들어가 엔진의 내부를 손상시키는 것을 방지하기 위한 것으로, 상기와 같은 목적을 달성하기 위해 상기 원형실(10)과 고정실(20)의 재질에 대한 선정이 필요하다. An object of the present invention is to prevent damage to the interior of the engine by being sucked into the inlet of the engine in an aircraft in flight, the circular chamber 10 and the fixed chamber 20 to achieve the above object. ), it is necessary to select the material.

상기 보호망(100)을 구성하는 원형실(10)과 고정실(20)은 아라미드(Aramid) 섬유로 형성될 수 있다. 실시예에서는 원형실(10)과 고정실(20)이 아라미드 섬유로 이루어지는 것을 바람직한 예시로 설명하나, 추후에 개발될 슈퍼섬유가 아라미드 섬유보다 본 발명의 효과를 더욱 향상시키는 경우에는 대체가 가능하다. The circular thread 10 and the fixed thread 20 constituting the protective net 100 may be formed of aramid fibers. In the embodiment, it is described as a preferred example that the circular thread 10 and the fixed thread 20 are made of aramid fibers, but if the super fiber to be developed later improves the effect of the present invention more than the aramid fiber, it can be replaced. .

아라미드 섬유는 아마이드 결합-CONH가 벤젠고리와 같은 방향족고리를 결합시켜 고분자 폴리아마이드를 형성하고 있는 소재이며, 인장강도, 강인성, 내열성이 종래의 섬유보다 월등하게 좋은 섬유이다. Aramid fiber is a material in which amide bond-CONH combines aromatic rings such as benzene rings to form high molecular polyamide, and is a fiber with superior tensile strength, toughness, and heat resistance than conventional fibers.

강철보다 6배 강하고 섭씨 500도까지 견디는 첨단 섬유로, 고강력, 고탄성률을 가지기 때문에 방탄조끼나 헬멧, 케이블 뿐만 아니라 항공기의 내부물재에도 사용되고 있는 소재로, 5mm 굵기의 아라미드 섬유는 2t 의 무게를 지탱하는 것으로 알려져 있다. It is a high-tech fiber that is 6 times stronger than steel and withstands up to 500 degrees Celsius.Because it has high strength and high modulus of elasticity, it is used not only for bulletproof vests, helmets, cables, but also for interior materials of aircraft.The 5mm thick aramid fiber weighs 2 tons. It is known to support.

본 발명은 비행중인 항공기의 엔진에 가해질 수 있는 충격을 분산시키고자 하는 목적을 가지며, 상술한 바와 같은 특성을 가진 아라미드 섬유로 제작되는 보호망은 효과적으로 조류와 같은 생물체가 부딪힐 시의 충격을 버틸 수 있어 본 발명의 목적에 부합될 수 있다. The present invention has an object to disperse the impact that may be applied to the engine of an aircraft in flight, and the protective net made of aramid fiber having the above-described characteristics can effectively withstand the impact when an organism such as a bird collides. There may be meet the object of the present invention.

대략 4~5kg의 무게를 갖는 조류가 비행중이며, 항공기가 시속 450~500km의 속도로 비행한다고 가정하면, 상기의 조류가 비행기 엔진의 흡입구에 충돌하였을 때의 전체 충격은 대략 2~2.5 ton이 될 것으로 예상할 수 있다. Assuming that a bird weighing about 4 to 5 kg is in flight and the aircraft is flying at a speed of 450 to 500 km/h, the total impact when the above bird hits the inlet of the aircraft engine will be approximately 2 to 2.5 ton. Can be expected.

따라서, 상기 원형실(10)과 고정실(20)은 상기와 같은 충격을 버틸 수 있도록 아라미드 섬유를 꼬아서 소정의 굵기를 갖는 한가닥의 실로 제조할 수 있다. 바람직하게, 상기 원형실(10)과 고정실(20)의 굵기가 1.5mm로 형성되는 경우에 한가닥이 500kg의 충격을 견딜 수 있으므로, 복수개의 동심원 형태로 형성된 원형실(20)은 전체 충격을 분산하여 받을 수 있고, 고정실(20)과 원형실(10)이 끊어지지 않고 결속을 유지할 수 있다. 그러나, 이는 하나의 예시이며 상기 원형실(10)과 고정실(20)의 굵기는 엔진의 크기에 따라 가변되어 형성될 수 있다. Accordingly, the circular thread 10 and the fixed thread 20 can be manufactured as a single strand of thread having a predetermined thickness by twisting aramid fibers to withstand the above impact. Preferably, when the thickness of the circular chamber 10 and the fixed chamber 20 is formed to be 1.5 mm, since one strand can withstand an impact of 500 kg, the circular chamber 20 formed in the form of a plurality of concentric circles has a total impact. It can be distributed and received, and the fixed chamber 20 and the circular chamber 10 can be maintained without being broken. However, this is only an example, and the thickness of the circular chamber 10 and the fixed chamber 20 may be varied and formed according to the size of the engine.

또한, 원형실(10)과 고정실(20)로 이루어진 보호망(100)에 조류가 부딪히는 경우에, 부딪힌 조류는 상기 보호망(100)의 내부 밀도, 다시 말하면 원형실(10) 간의 간격만큼 분쇄되어 엔진의 내부로 유입될 수 있다. 따라서, 분쇄된 조류의 파편이 엔진의 내부 구성에 미치는 영향을 최소화하기 위해 보호망(100)의 내부 밀도가 설정될 필요가 있다. In addition, when a tide collides with the protection net 100 consisting of the circular chamber 10 and the fixed chamber 20, the bumped tide is crushed by the internal density of the protection net 100, that is, the interval between the circular chambers 10. It can flow into the interior of the engine. Therefore, the internal density of the protection net 100 needs to be set in order to minimize the influence of the pulverized algae fragments on the internal configuration of the engine.

도 1에 도시된 바와 같이 상기 제1 원형실(10a) 내지 제7 원형실(10g)은 서로 소정의 간격(L2, L3······, L7)만큼 이격되어 배치되는데, 상술한 바와 같이 평균적인 조류의 크기와 엔진에 미치는 영향을 고려하였을 때 상기 제1 원형실(10a) 내지 제7 원형실(10g)은 서로 이웃하는 원형실끼리 7cm의 간격을 이루도록 이격되는 것이 바람직하다. 더욱 바람직하게, 상기 보호망의 내부에서 가장 안쪽에 배치되는 제1 원형실(10a)은 7cm의 직경을 이루도록 형성되며, 서로 이웃하는 원형실 간의 간격은 바깥 방향으로 갈수록 0.2mm만큼 순차적으로 작아지도록 형성될 수 있다. As shown in FIG. 1, the first circular chambers 10a to 7th circular chambers 10g are arranged to be spaced apart from each other by a predetermined distance (L2, L3..., L7), as described above. Likewise, when considering the average size of the current and the effect on the engine, the first circular chambers 10a to 7th circular chambers 10g are preferably spaced apart so as to form a 7cm interval between adjacent circular chambers. More preferably, the first circular chamber 10a disposed at the innermost side of the protective net is formed to have a diameter of 7 cm, and the distance between the adjacent circular chambers is formed so as to decrease sequentially by 0.2 mm toward the outside. Can be.

도 2에 도시된 바와 같이, 항공기의 진행방향에 위치하는 엔진(40)의 흡입구 표면을 커버하도록 도 1에 도시된 보호망(100)이 배치될 수 있다. 그리고, 엔진의 측면을 따라서 상기 엔진의 중심을 기준으로 고정실들이 이루는 각도에 해당하는 거리만큼 이격되어 행거(30)가 배치될 수 있다. 하나의 고정실(20)은 보호망의 중심을 지나면서 양단으로 확장되어 형성될 수 있으며, 고정실(20)의 양단이 각각 행거(30)에 결속되어 고정될 수 있다. 따라서, 상기 행거(30)는 상기 고정실(20) 한 개마다 2개가 배치되어 양단이 결속될 수 있다. As shown in FIG. 2, the protection net 100 shown in FIG. 1 may be disposed to cover the inlet surface of the engine 40 located in the traveling direction of the aircraft. Further, the hangers 30 may be disposed along the side of the engine by a distance corresponding to an angle formed by the fixed chambers with respect to the center of the engine. One fixing chamber 20 may be formed to be extended to both ends while passing through the center of the protection net, and both ends of the fixing chamber 20 may be fixed by being bound to the hanger 30, respectively. Accordingly, two hangers 30 are disposed for each one of the fixing chambers 20 so that both ends may be bound.

도 3은 본 발명의 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구에서 고정실을 나타낸 도면이다. 실시예에서 고정실(20)은 아라미드 섬유를 소정의 굵기로 제조하여 한가닥의 실을 형성하고, 한가닥의 실을 반으로 접은 다음 일측 부분을 꼬아서 형성될 수 있다. 이에, 상기 고정실(20)의 일단은 실이 이어진 형태이고 타단은 끊어진 형태가 된다. 실이 이어진 부분에는 ①과 같이 고리가 형성되며, 이 고리가 추후 설명할 행거에 걸려 고정될 수 있다. 그리고, ②와 같이 실이 끊어진 부분도 마찬가지로 행거에 고정되는데 이 경우에는 행거에 감아서 묶는 작업이 필요하다. 3 is a view showing a fixed room in the aircraft engine protection mechanism according to an embodiment of the present invention. In the embodiment, the fixed thread 20 may be formed by manufacturing aramid fibers in a predetermined thickness to form a single strand, folding the single strand in half, and twisting one side of the thread. Accordingly, one end of the fixing chamber 20 is a continuous thread and the other end is a disconnected form. A loop is formed as shown in ① in the part where the thread is connected, and this loop can be fixed by hanging on a hanger that will be described later. And, as shown in ②, the part where the thread is cut is also fixed to the hanger. In this case, it is necessary to wind it up and tie it.

즉, 고정실(20)의 양단은 엔진의 측면에 형성되는 행거에 걸려 고정되는 부분이며, 두개의 가닥으로 꼬아진 부분이 원형실(10)과 접촉하는 영역이 된다. 원형실(10)과 고정실(20)의 결합방식을 살펴보면, 원형실(10)을 고정실(20)에 결속하기 위하여 상기 원형실(10)을 일정 각도를 이루며 배치된 여러 개의 고정실(20)에 각각 적어도 한바퀴 이상 회전시켜 결속될 수 있다. That is, both ends of the fixing chamber 20 are portions that are fixed by a hanger formed on the side of the engine, and a portion twisted into two strands becomes a region in contact with the circular chamber 10. Looking at the coupling method of the circular chamber 10 and the fixed chamber 20, in order to bind the circular chamber 10 to the fixed chamber 20, the circular chamber 10 is arranged at a certain angle. 20) can be bound by rotating at least one turn each.

그리고, 상기 고정실(20)의 꼬여진 부분에 상기 원형실(10)을 삽입하여 복수개의 고정실 상에 원형실(10)이 원형을 이루도록 결속되어 고정되는 방식이 사용될 수도 있다. Further, the circular chamber 10 may be inserted into the twisted portion of the fixing chamber 20 so that the circular chamber 10 is bound and fixed in a circular shape on a plurality of fixing chambers.

도 4는 본 발명의 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구에서 도 2의 A 부분을 측면에서 바라본 단면도와 위에서 바라본 평면도이다. 도 4의 (a)는 엔진의 표면에 부착되는 복수개의 행거(30) 중에서 하나의 행거를 옆에서 본 단면도를 나타낸다. 상기 행거(30)는 엔진의 표면에 부착되는 구성으로 항공기의 비행시 바람이 접촉하게 된다. 따라서, 상기 행거(30)는 공기역학적으로 저항을 상대적으로 적게 받는 구조로 형성되어야 하며, 보호망에 조류와 같은 생물체가 충돌하였을 때 발생하는 충격을 견디면서 엔진의 측표면에 용이하게 설치가 가능한 구조로 형성되는 것이 바람직하다. 4 is a cross-sectional view of a portion A of FIG. 2 viewed from the side and a plan view viewed from above in the aircraft engine protection mechanism according to an embodiment of the present invention. 4A is a cross-sectional view of one of a plurality of hangers 30 attached to the surface of the engine as viewed from the side. The hanger 30 is attached to the surface of the engine so that the wind comes into contact with the aircraft during flight. Therefore, the hanger 30 should be formed in a structure that receives relatively little resistance aerodynamically, and it can be easily installed on the side surface of the engine while enduring the impact that occurs when living organisms such as birds collide with the protection net. It is preferably formed of.

실시예에서 상기 행거(30)는 상기 엔진 측부 표면에 대해 수직한 방향으로 돌출되는 몸체(32)와 상기 엔진 측부에 결합되면서 상기 몸체(32)를 고정시키는 결합판(31)으로 이루어질 수 있다. In an embodiment, the hanger 30 may include a body 32 protruding in a direction perpendicular to the side surface of the engine, and a coupling plate 31 that fixes the body 32 while being coupled to the engine side.

상기 몸체(32)는 항공기의 꼬리 날개와 같이 상기 엔진의 후방으로 갈수록 점차 상승하는 유선형 곡선을 가지며, 최고점에서는 다시 전방으로 일정부분 파여지도록 형성될 수 있다. 상기 몸체(32)의 돌출되는 부분의 기설정된 높이에는 고정실이 결속되기 위해 일정부분 파여진 체결부(33)가 형성될 수 있다. 고정실은 상기 몸체(32)의 체결부(33)에 걸리는 상태로 고정될 수 있으며, 상기 몸체(32)의 후방쪽은 전방쪽으로 파여진 영역이 존재하므로, 상기 고정실이 상방향으로 이동하는 것이 방지될 수 있으며, 이에 고정실이 상기 몸체(32)로부터 이탈되는 것이 방지될 수 있다. The body 32 has a streamlined curve that gradually rises toward the rear of the engine, such as a tail wing of an aircraft, and may be formed to be partially dug forward at the highest point. At a predetermined height of the protruding portion of the body 32, a fastening portion 33 dug in a predetermined portion may be formed in order to bind the fixing chamber. The fixed chamber may be fixed while being caught by the fastening portion 33 of the body 32, and the rear side of the body 32 has an area dug forward, so that the fixed chamber moves upward. This can be prevented, and thus the fixing chamber can be prevented from being separated from the body 32.

상기 결합판(31)은 상기 몸체(32)를 엔진의 표면에 결합시키기 위한 결합면이 형성되는 구성으로, 상기 결합판(31)의 전면(엔진의 흡입구 방향)으로는 상기 엔진의 표면과 나사결합이 이루어지는 제1 결합부(31a), 상기 결합판(31)의 후면으로는 상기 엔진의 표면과 나사결합이 이루어지는 제2 결합부(31b)가 형성될 수 있다. 상기 제2 결합부(31b)의 쪽은 몸체(32)의 일부가 돌출되어 고정실이 걸려 고정되는 영역이기 때문에 상대적으로 많은 힘을 받게 되므로, 상기 제2 결합부(31)는 상기 몸체(32)의 연장방향에 수직하는 위치에 적어도 2개가 형성되는 것이 바람직하다. The coupling plate 31 is a configuration in which a coupling surface for coupling the body 32 to the surface of the engine is formed, and the front surface of the coupling plate 31 (in the direction of the intake port of the engine) is a surface of the engine and a screw A first coupling portion 31a to be coupled, and a second coupling portion 31b to be screwed to the surface of the engine may be formed on the rear surface of the coupling plate 31. Since the side of the second coupling part 31b is a region in which a part of the body 32 is protruded and the fixing chamber is fixed, it receives a relatively large amount of force, so that the second coupling part 31 is ) It is preferable that at least two are formed at a position perpendicular to the direction of extension.

도 5는 본 발명의 다른 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구의 정면도이다. 도 5를 참조하면, 다른 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구(200)는 엔진의 흡입구의 직경에 대응되도록 형성된 원형실(50)과, 상기 원형실(50)의 가로 방향을 따라 배열되는 복수개의 수평 고정실(60), 상기 원형실(50)의 세로 방향을 따라 배열되는 복수개의 수직 고정실(70)를 포함할 수 있다. 5 is a front view of an aircraft engine protection mechanism according to another embodiment of the present invention. Referring to FIG. 5, an aircraft engine protection mechanism 200 according to another embodiment includes a circular chamber 50 formed to correspond to the diameter of an inlet of the engine, and a plurality of circular chambers 50 arranged along the horizontal direction of the circular chamber 50. It may include a horizontal fixing chamber 60, a plurality of vertical fixing chambers 70 arranged along the vertical direction of the circular chamber 50.

본 발명의 다른 실시예는 원형실(50) 내부에서 가로 세로 방향으로 서로 교차되는 고정실들이 격자구조를 형성할 수 있다. 즉, 수평 고정실(60)과 수직 고정실(70)이 상기 원형실(50) 내부에서 서로 결속된 상태이며, 항공기의 비행중 조류와 같은 생명체는 상기 고정실에 의해 형성된 격자 부분에 충돌하여 상기 격자의 크기로 분쇄되어 엔진 내부로 이동할 수 있다. In another embodiment of the present invention, fixed chambers intersecting each other in the horizontal and vertical directions within the circular chamber 50 may form a grid structure. In other words, the horizontal fixed chamber 60 and the vertical fixed chamber 70 are bound to each other in the circular chamber 50, and a living organism such as a bird during flight of an aircraft collides with the grid portion formed by the fixed chamber. It can be crushed to the size of the grid and moved inside the engine.

도 1에 도시된 실시예와 마찬가지로, 상기 수평 고정실(60)과 수직 고정실(70)의 양단은 상기 원형실(50)의 외부로 일정거리만큼 돌출되도록 형성될 수 있으며, 도 4에 도시된 바와 같은 행거에 양단이 결속되어 고정이 가능하다. As in the embodiment illustrated in FIG. 1, both ends of the horizontal fixing chamber 60 and the vertical fixing chamber 70 may be formed to protrude outside the circular chamber 50 by a predetermined distance, as shown in FIG. 4. Both ends are bound to the same hanger and can be fixed.

상술한 바와 같이 본 발명의 실시예에 따른 항공기 엔진 보호 기구는 엔진의 흡입구의 크기에 대응되도록 형성된 보호망과, 상기 보호망을 엔진의 측부 표면에 결속하기 위한 수단인 행거를 포함할 수 있다. 특히, 보호망을 구성하는 고정실과 원형실이 고탄성력과 고강도 특성을 갖는 아라미드 섬유로 이루어짐으로써 항공기의 비행중 엔진의 흡입구 내부로 빨려들어가게 되는 조류와 같은 생명체가 상기 보호망에 먼저 부딪히게 된다. 상기 보호망은 조류의 무게에 따라 발생하는 충돌의 충격을 견디는 강도를 가짐으로써, 보호망의 충돌시 조류가 보호망의 내부 밀도에 따라 분쇄된 상태로 진입하기 때문에 엔진 내부의 부속품의 손상을 미연에 방지할 수 있는 장점을 가질 수 있다.As described above, the aircraft engine protection mechanism according to an embodiment of the present invention may include a protection net formed to correspond to the size of an inlet of the engine, and a hanger, which is a means for binding the protection net to the side surface of the engine. In particular, since the fixed chamber and the circular chamber constituting the protective net are made of aramid fibers having high elasticity and high strength characteristics, living organisms such as birds that are sucked into the intake of the engine during flight of an aircraft collide with the protective net first. The protection net has the strength to withstand the impact of a collision occurring according to the weight of the current, and when the protection net collides, the current enters the state in a pulverized state according to the internal density of the protection net, thus preventing damage to the components inside the engine. You can have the advantage of being able to.

이상에서 본 발명에 대하여 그 바람직한 실시예를 중심으로 설명하였으나 이는 단지 예시일 뿐 본 발명을 한정하는 것은 아니며, 본 발명이 속하는 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성을 벗어나지 않는 범위에서 이상에 예시되지 않은 여러 가지의 변형과 응용이 가능함을 알 수 있을 것이다. 예를 들어 본 발명의 실시예에 구체적으로 나타난 각 구성 요소는 변형하여 실시할 수 있는 것이다. 그리고 이러한 변형과 응용에 관계된 차이점들은 첨부된 청구 범위에서 규정하는 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다. In the above, the present invention has been described with reference to its preferred embodiments, but these are only examples and do not limit the present invention, and those of ordinary skill in the field to which the present invention pertains will not depart from the essential characteristics of the present invention. It will be appreciated that various modifications and applications not illustrated above are possible. For example, each component specifically shown in the embodiment of the present invention can be modified and implemented. And differences related to these modifications and applications should be construed as being included in the scope of the present invention defined in the appended claims.

100, 200: 보호망
10, 50: 원형실
20: 고정실
30: 행거
31: 결합판 32: 몸체
40: 엔진
60: 수평 고정실
70: 수직 고정실100, 200: protection net
10, 50: round room
20: fixed room
30: hanger
31: bonding plate 32: body
40: engine
60: horizontal fixed room
70: vertical fixing room

Claims (5)

항공기의 엔진 전면에 배치된 흡입구에 부착되는 보호망과 상기 보호망을 상기 엔진의 측부 표면을 따라 고정시키는 행거를 포함하며,
상기 보호망은, 원형을 이루면서 동심원의 형태로 배치되는 복수개의 원형실과, 상기 원형실의 중심을 지나도록 내부면에 결속되면서 상기 원형실의 외주면을 상기 엔진의 외표면에 고정시키는 고정실을 포함하고,
상기 원형실과 고정실은 아라미드(Aramid) 섬유로 형성되고,
상기 고정실은 상기 아라미드 섬유를 소정의 굵기로 제조하여 한가닥으로 제조한 후 반으로 접어 두가닥으로 만든 후에 일측을 꼬아서 형성되며,
상기 고정실의 양단은 상기 엔진의 측부 표면을 따라 일정거리만큼 이격되어 배치되는 행거에 각각 체결되고,
상기 행거는 상기 엔진 측부 표면에 대해 수직한 방향으로 돌출되는 몸체와 상기 엔진 측부에 결합되면서 상기 몸체를 고정시키는 결합판으로 이루어지고,
상기 몸체는 상기 엔진의 후방으로 갈수록 점차 돌출되는 유선형 곡선을 가지며 최고점에서는 다시 전방으로 일정부분 파여지도록 형성되고, 상기 몸체의 기설정된 높이에는 상기 고정실이 결속되기 위해 일정부분 파여진 체결부가 형성되는 항공기 엔진 보호 기구. A protective net attached to the intake port disposed in front of the engine of the aircraft and a hanger for fixing the protective net along the side surface of the engine,
The protection net includes a plurality of circular chambers formed in a circular shape and arranged in the form of a concentric circle, and a fixed chamber for fixing the outer peripheral surface of the circular chamber to the outer surface of the engine while being bound to the inner surface so as to pass through the center of the circular chamber. ,
The circular thread and the fixed thread are formed of aramid fibers,
The fixed thread is formed by twisting one side after making the aramid fiber into a single strand by manufacturing the aramid fiber in a predetermined thickness and then folding it in half to make two strands,
Both ends of the fixed chamber are fastened to hangers that are spaced apart by a predetermined distance along the side surface of the engine,
The hanger is composed of a body protruding in a direction perpendicular to the engine side surface and a coupling plate for fixing the body while being coupled to the engine side,
The body has a streamlined curve that gradually protrudes toward the rear of the engine, and is formed so as to be partially dug forward at the highest point, and at a predetermined height of the body, a fastener partially dug to bind the fixed chamber is formed. Aircraft engine protection mechanism. 제 1항에 있어서,
상기 보호망의 내부에서 가장 안쪽에 배치되는 원형실은 7cm의 직경을 이루도록 형성되며, 서로 이웃하는 원형실 간의 간격은 바깥 방향으로 갈수록 0.2mm만큼 순차적으로 작아지도록 형성되는 항공기 엔진 보호 기구. The method of claim 1,
An aircraft engine protection mechanism that is formed so as to form a diameter of 7 cm in the innermost circular chamber of the protection net, and the gap between the adjacent circular chambers is formed to decrease sequentially by 0.2 mm toward the outside. 삭제delete 제 1항에 있어서,
상기 고정실의 일측은 고리형태로 형성되어 상기 행거의 체결부에 걸린 상태로 고정되며, 상기 고정실의 타측은 2가닥의 실이 끊어진 상태로 형성되어 상기 행거의 체결부에 묶인 상태로 고정되는 항공기 엔진 보호 기구.The method of claim 1,
One side of the fixing chamber is formed in a ring shape and is fixed in a state that is hung on the fastening portion of the hanger, and the other side of the fixing chamber is formed in a state where the two-stranded thread is disconnected and fixed in a state that is bound to the fastening portion of the hanger Aircraft engine protection mechanism. 항공기의 엔진 전면에 배치된 흡입구에 부착되는 보호망과 상기 보호망을 상기 엔진의 측부 표면을 따라 고정시키는 행거를 포함하며,
상기 보호망은, 원형을 이루면서 상기 흡입구의 직경에 대응되도록 형성된 원형실과, 상기 원형실의 내부에서 수평하게 배열되어 고정되는 수평 고정실과, 상기 원형실의 내부에서 수직하게 배열되어 고정되는 수직 고정실을 포함하고,
상기 원형실과 고정실은 아라미드(Aramid) 섬유로 형성되고,
상기 고정실은 상기 아라미드 섬유를 소정의 굵기로 제조하여 한가닥으로 제조한 후 반으로 접어 두가닥으로 만든 후에 일측을 꼬아서 형성되며,
상기 고정실의 양단은 상기 엔진의 측부 표면을 따라 일정거리만큼 이격되어 배치되는 행거에 각각 체결되고,
상기 행거는 상기 엔진 측부 표면에 대해 수직한 방향으로 돌출되는 몸체와 상기 엔진 측부에 결합되면서 상기 몸체를 고정시키는 결합판으로 이루어지고,
상기 몸체는 상기 엔진의 후방으로 갈수록 점차 돌출되는 유선형 곡선을 가지며 최고점에서는 다시 전방으로 일정부분 파여지도록 형성되고, 상기 몸체의 기설정된 높이에는 상기 고정실이 결속되기 위해 일정부분 파여진 체결부가 형성되는 항공기 엔진 보호 기구.
A protective net attached to the intake port disposed in front of the engine of the aircraft and a hanger for fixing the protective net along the side surface of the engine,
The protection net comprises a circular chamber formed to correspond to the diameter of the suction port while forming a circle, a horizontal fixed chamber arranged horizontally and fixed within the circular chamber, and a vertical fixed chamber vertically arranged and fixed inside the circular chamber. Including,
The circular thread and the fixed thread are formed of aramid fibers,
The fixed thread is formed by twisting one side after making the aramid fiber into a single strand by manufacturing the aramid fiber in a predetermined thickness and then folding it in half to make two strands,
Both ends of the fixed chamber are fastened to hangers that are spaced apart by a predetermined distance along the side surface of the engine,
The hanger is composed of a body protruding in a direction perpendicular to the engine side surface and a coupling plate for fixing the body while being coupled to the engine side,
The body has a streamlined curve that gradually protrudes toward the rear of the engine, and is formed so as to be partially dug forward at the highest point, and at a predetermined height of the body, a fastener partially dug to bind the fixed chamber is formed. Aircraft engine protection mechanism.
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